非最小相位导弹自动驾驶仪设计

对于尾控型导弹，过载输出与舵偏转之间为非最小相位特性，这使得反馈线性化和滑模控制等非线性控制算法不能应用于控制器设计。将输出跟踪问题转化为状态跟踪，这样，可以应用滑模控制设计过载控制自动驾驶仪，通过构造合适的滑模输出，可得到稳定的零动态。此外，采用全局二阶滑模控制可削弱抖振现象。仿真结果表明，本设计具有良好的输出跟踪性能和鲁棒性。     

十字梁实验系统的Terminal滑模控制

在介绍 Terminal 滑模控制器的设计思想的基础上,设计了十字梁实验系统的 Terminal滑模控制器。微喷十字梁实验系统是一个高阶非线性系统,也是一个典型的多输人多输出系统。Terminal 滑模控制保证了输出跟踪误差在有限时间内收敛到零,使系统的动态性能优于普通滑模中的性能。仿真结果表明,使用 Terminal 滑模控制器控制十字梁实验系统是可行的。     

用于离心式作动器的变滑模面滑模控制

作动器系统是组成直升机结构响应主动控制（ACSR）系统的重要子系统之一,为解决离心式作动器同时实现输出力幅值、相位和频率跟踪以及输出力跟踪误差问题,提出了一种基于滑模变结构控制的变滑模面控制（VSMSMC）方法。首先,根据离心式作动器原理建立了偏心块的输出力方程以及包含参数变化、外部扰动及线性摩擦等不确定因素的永磁同步电机（PMSM）动态方程;然后,通过对离心式作动器输出力控制原理进行分析,结合滑模控制理论的特点,将离心式作动器偏心块相位控制期望信号引入滑模控制的滑模面方程,设计了基于PMSM电流环的变滑模面滑模控制律,并利用李雅普诺夫函数证明了所设计的滑模控制律的可达性和稳定性。最后,在MATLAB/Simulink环境下将所设计控制律应用于离心式作动器输出力控制进行了仿真实验,与现有方法相比,所设计控制律能够较好地同时跟踪期望谐波力的幅值、相位和频率,提高了离心式作动器跟踪精度和离心作动器启动时的输出力跟踪响应速度并具有较好的抗干扰能力。     

倾斜转弯高超声速飞行器滑模变结构解耦控制

针对在倾斜转弯时高超声速飞行器自动驾驶仪设计中系统参数不确定和干扰严重、各通道之间存在强烈耦合的问题,提出了一种全局积分滑模变结构解耦控制方法.该方法基于滑动模态对匹配的参数不确定和外界干扰的不变性原理,采用了一种全局积分型的滑模面,使系统在初始阶段就处于滑模态,同时通过滑模函数反馈削弱参数摄动及干扰产生的滑模误差,实现了各输出之间的全程解耦和鲁棒稳定.仿真结果证实了所提方法具有良好的跟踪性能和鲁棒性,能满足高超声速飞行器倾斜转弯协调控制的要求.     

自适应滑模容错跟踪飞行控制律的设计

当飞行控制系统操纵面发生卡死或控制效率损伤故障时,采用自适应滑模控制方法进行容错跟踪飞行控制律的设计。采用单位向量法进行滑模控制器的设计,利用李雅普诺夫理论和Barbalat引理设计自适应滑模调节规律,同时能够保证闭环系统的渐近稳定性。利用某型飞机线性化模型进行仿真,结果表明,带有自适应调节规律的滑模控制方法不仅适合于正常情况下飞行控制律的设计,而且对操纵面损伤和卡死故障情况具有较强的适应能力,具有很好的跟踪控制效果和强鲁棒性。     

航空发动机多变量模糊滑模变结构模型跟踪控制

针对现代航空发动机是一个具有不确定性的强非线性系统,结合滑模变结构控制和模糊逻辑系统的优点,提出了一种模糊滑模变结构模型跟踪控制方法。采用比例积分型切换超平面设计滑模变结构控制系统,使用模糊逻辑系统自适应调节切换增益,得到某涡扇发动机的模糊滑模变结构模型跟踪控制器。数字仿真结果表明,所设计的控制器不但能使被控对象较好地跟踪参考模型,消除抖振现象,而且对系统的不确定性具有不变性,保证了被控系统在整个控制阶段都具有较强的鲁棒性。     

基于终端滑模的航天器自适应预设性能姿态跟踪控制

针对航天器姿态跟踪控制的快速性需求,提出一类自适应终端滑模有限时间控制方法,通过引入饱和函数解决了终端滑模控制器的奇异问题,并结合实际有限时间稳定概念显式地给出了系统状态收敛时间和收敛范围之间的对应关系;为在提高系统鲁棒性的同时避免控制器抖振,设计了一种新型自适应律估计并补偿未知环境干扰。进一步地,针对如遥感卫星对地扫描成像等姿态跟踪任务中存在的状态约束问题,通过在控制器中引入具有对数形式的预设性能项,使系统滑模面响应具有期望的动态过程,约束了航天器姿态跟踪误差及其一阶导数的变化范围。仿真结果表明,设计的控制器具有较高的控制精度和响应速度,满足实际任务对状态约束的需求,且其控制输出不存在奇异和抖振,具备良好的工程应用价值。     

基于滑模变结构的永磁同步电机精确线性化控制

 永磁同步电机是一个多变量、非线性、强耦合系统,从非线性动态数学模型出发,应用精确线性化理论,实现了永磁同步电机系统的输入-输出线性化与解耦。通过线性化模型设计速度跟踪控制律,用指数滑模变结构控制器来设计电流调节器,算法简单实用,提高了速度跟踪的快速性和精确性。仿真和实验结果表明,该控制策略具有理想的动态性能和良好的鲁棒性。     

近空间可变翼飞行器小翼切换滑模反步控制

针对近空间可变翼飞行器在小翼切换过程中存在参数不确定性的问题,设计了滑模控制和反步法相结合的控制方法以保证飞行器的跟踪性能。首先研究了近空间可变翼飞行器的纵向运动模型,在此基础上设计了速度和高度的反步控制器,同时采用动态面控制方法消除微分膨胀问题,然后结合滑模控制以增强控制器的跟踪性能,最后基于Lyapunov稳定性理论证明了系统的稳定性。仿真结果表明,在参数不确定性时滑模反步控制器能保证系统的稳定性和跟踪性能。     

基于扩张状态观测器的再入弹头控制系统设计

为了提高非自旋再入弹头的变质心控制系统的鲁棒性,采用滑模控制方法设计了变质心控制系统中的控制器。为了使控制系统设计简单,将弹头俯仰通道和偏航通道之间的耦合作用以及外界干扰综合为汇总不确定量,并采用扩张状态观测器进行估计和补偿。扩张状态观测器引入到滑模控制器中,从而发展了一种基于扩张状态观测器的滑模控制器。对弹头的变质心控制系统进行了仿真分析,仿真结果表明,所设计的控制器能够有效地补偿汇总不确定量的影响,使控制系统输出快速而准确地跟踪上指令信号。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。